JP5909057B2 - 輪郭形成バンドを有するタービンノズル - Google Patents

Description

本発明は、全体的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンのタービンに関する。米国政府は、陸軍により授与された契約書番号Ｗ９１１Ｗ６−０７−２−０００２に基づき本発明において一定の権利を有することができる。

ガスタービンエンジンにおいて、空気は、圧縮機において加圧され、次いで燃料と混合されて、燃焼器内で燃焼して燃焼ガスを生成する。燃焼器の下流側の１つ又はそれ以上のタービンは、燃焼ガスからエネルギーを抽出し、圧縮機、並びにファン、プロペラ、又は他の機械的負荷を駆動する。各タービンは、各々がタービンブレード又はバケットのアレイを保持するディスクを含む１つ又はそれ以上のロータを備える。環状バンドの形態で半径方向外側及び内側端壁を有するステータベーンのアレイを備える固定ノズルは、各ロータの上流側に配置され、ロータへの燃焼ガスの流れを最適に配向するよう機能する。総称して、各ノズル及び下流側ロータは、タービンの「段」と呼ばれる。

ベーン及びブレード翼形部の複雑な三次元（３Ｄ）構成は、作動効率を最大にするよう適合され、翼形部に沿った半径方向スパンで変化し、並びに前縁と後縁との間の翼形部の翼弦に沿って軸方向に変化する。これに応じて、翼形部表面にわたって且つ対応する流れ通路において燃焼ガスの速度及び圧力分布もまた変化する。

従って、燃焼ガス流路における望ましくない圧力損失は、タービン全体の効率の望ましくない低下に対応する。例えば、燃焼ガスは、流路におけるベーン及びブレードの対応する列に流入し、翼形部のそれぞれの前縁において必然的に分割される。

流入燃焼ガスの淀み点の軌跡は、翼形部の前縁に沿って延びる。対応する境界層は、各翼形部の正圧側面及び負圧側面に沿って、並びに各半径方向外側及び内側端壁に沿って形成され、全体として各流路の４つの側部を境界付ける。境界層において、燃焼ガスの局所的速度は、端壁及び翼形部表面に沿ったゼロから、境界層が終端する場合の燃焼ガスの非制限的速度まで変化する。

タービン圧力損失のよく見られる１つの原因は、燃焼ガスがその移動において翼形部前縁の周りで分割されるときに生成される馬蹄渦及び通路渦の形成である。全圧力勾配は、翼形部の前縁及び端壁の接合部での境界層流において生じる。翼形部前縁でのこの圧力勾配は、端壁付近の各翼形部の両側部上で下流側に進む逆回転の馬蹄渦のペアを形成する。馬蹄渦の転回は、流れ方向の渦運動をもたらし、従って、通路渦も増大させる。

２つの渦流は、各翼形部の対向する正圧側面及び負圧側面に沿って後方に移動し、これらに沿って圧力及び速度分布が異なることに起因して異なる挙動を示す。例えば、コンピュータ解析は、負圧側面の渦が端壁から離れて翼形部後縁に向かって移動し、次いで、翼形部後縁の次に後方に流れる正圧側面の渦と相互作用することを示す。

正圧側面渦と負圧側面渦との相互作用は、翼形部の中間領域付近で生じ、全圧力損失及び対応するタービン効率の低下をもたらす。これらの渦流はまた乱流を生成し、望ましくない端壁加熱を増大させる。

馬蹄渦及び通路渦は、タービンロータブレードとこれらの一体化された根元プラットフォームとの接合部、並びにノズルステータベーンとこれらの外側及び内側バンドの接合部にて形成されるので、対応するタービン効率の損失並びに対応する端壁構成要素の追加の加熱が生成される。

従って、馬蹄渦及び通路渦の作用を最小限にすることが望ましい。

米国特許第７，１３４，８４２号公報

上述の必要性は、３Ｄ輪郭形成された内側バンド表面を有するタービンノズルを提供する、本発明によって対処される。

本発明の１つの態様によれば、タービンノズルは、内側及び外側バンド間にタービンベーンのアレイを含む。各ベーンは、対向する前縁及び後縁間に延びる対向する正圧側面及び負圧側面を含む。ベーンは、内側バンド、外側バンド、及び隣接する第１及び第２のベーン間に各々が境界付けられる複数の流路を定める。流路の各々において内側バンドの表面は、前縁に隣接する第１のベーンの正圧側面に隣接した比較的高い半径方向高さのピークと、前縁の後方の第２のベーンの負圧側面に対して平行且つ離間して配置された比較的低い半径方向高さのトラフとを含む非軸対称形状で輪郭形成される。ピーク及びトラフは、第１及び第２のベーン間で内側バンドに沿って軸方向に延びる弓形チャンネルを協働して定める。

本発明は、添付図面と共に以下の説明を参照することによって最もよく理解することができる。

本発明の１つの態様に従って構成されたタービンノズルを組み込んだガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すエンジンのタービンノズルの概略図。 図２に示すタービンノズルの一部の斜視図。 図２に示すタービンノズルの一部の断面図。 図４の線５−５から見た図。 図４の線６−６から見た図。 図４の線７−７から見た図。 図４の線８−８から見た図。 図４の線９−９から見た図。 図４のタービンノズルの一部の斜視図。

各図を通して同じ参照符号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、ファン１２、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、高圧タービン（「ＨＰＴ」）１８、及び低圧タービン２０を有し、これら全てが長手方向中心軸線「Ａ」に沿って直列の軸流関係で配列された例示的なガスタービンエンジン１０の要素を概略的に示している。高圧圧縮機１４、燃焼器１６、及び高圧タービン１８は、総称して「コア」と呼ばれる。高圧圧縮機１４は、燃焼器１６に入る加圧空気を提供し、該燃焼器にて燃料が導入されて燃焼し、高温燃焼ガスを発生する。この高温燃焼ガスは高圧タービン１８に吐出され、ここで膨張させてこれからエネルギーを抽出する。高圧タービン１８は、外側シャフト２２を通じて圧縮機１０を駆動する。高圧タービン１８から流出する加圧空気は、低圧タービン（「ＬＰ」）２０に吐出され、ここで更に膨張させてエネルギーを抽出する。低圧タービン２０は、内側シャフト２４を通じてファン１２を駆動する。ファン１２は加圧空気の流れを生成し、その一部が高圧圧縮機１４の入口を過給し、その大部分が、「コア」をバイパスしてエンジン１０によってもたらされるスラストの大部分を提供する。

図示のエンジン１０は、高バイパスターボファンエンジンであるが、本明細書で説明される原理は、ターボプロップ、ターボジェット、及びターボシャフトエンジン、並びに他の移動体又は定置用途で使用されるタービンエンジンにも同様に適用することができる。更に、実施例としてＬＰＴノズルが使用されるが、本発明の原理は、限定ではないがＨＰＴ及び中圧タービン（「ＩＰＴ」）を含む、内側及び外側シュラウド又はプラットフォームを有するあらゆるタービンブレードに適用できる点は理解される。更に、本明細書で説明される原理はまた、蒸気タービンなどの空気以外の作動流体を用いるタービンにも適用することができる。

ＬＰＴ２０は、固定ノズルと、タービンブレード又はバケット（図示せず）を備えた下流側回転ディスクとを各々が有する一連の段を含む。図２及び３は、タービンノズル２６のうちの１つを示している。ノズル２６は、単体構造又は組み立て構造のものとすることができ、環状内側バンド３０と環状外側バンド３２との間に配置された複数のタービンベーン２８を含む。各ベーン２８は、根元３４、前縁３８、後縁４０、及び凸状負圧側面４４に対向する凹状正圧側面４２を含む翼形部である。内側バンド３０及び外側バンド３２は、タービンノズル２６を通るガス流の内側及び外側半径方向境界をそれぞれ定める。内側バンド３０は、高温ガス流路に面する「高温側部」３１と、高温ガス流路から外方に面する「低温側部」とを有し、従来の取り付け構造を含む。同様に、外側バンド３２は、低温側部と高温側部とを有し、従来の取り付け構造を含む。

作動時には、翼形部前縁におけるガス圧力勾配は、内側バンド３０付近の各翼形部の両側部上で下流側に進む逆回転の馬蹄渦のペアの形成を引き起こす。図３は、これらの渦が進む方向を概略的に示しており、ここでは正圧側面及び負圧側面の渦がそれぞれＰＳ及びＳＳで表記されている。

図４から１０に示すように、内側バンド３０の高温側部３１、すなわち具体的には各ベーン２８間の内側バンドの一部は、従来の軸対称又は円形の円周方向プロファイルに対して高さ方向で選択的に輪郭形成され、作動中に燃焼ガスが内側バンド３０にわたって下流方向に流れると、該燃焼ガスがベーン２８の前縁の周りで分割されるときに生成される渦流の悪影響を低減するようにする。詳細には、内側バンドの輪郭は、非対称性であるが、各ベーン２８の正圧側面４２に隣接する幅広のピーク４６から幅狭の陥凹トラフ４８まで半径高さ方向で輪郭形成される。この輪郭形成は、一般に「３Ｄ輪郭形成」と呼ばれる。

３Ｄ輪郭形成を図４〜１０を参照して説明する。典型的な従来の内側バンドは一般に、長手方向断面で見たときに（図８を参照）翼形部の上面に類似した凸状湾曲形状の表面プロファイルを有する。このプロファイルは、エンジン１０の長手方向軸線Ａを中心とした対称的な回転表面である。このプロファイルは、ベースライン基準とみなされ、図５〜９の各々において、ベースラインの従来の表面プロファイルが点線「Ｂ」で示され、３Ｄ輪郭形成された表面プロファイルは実線で示されている。同じ高さ又は半径方向寸法を有する点は、図において等高線で相互接続される。図４で分かるように、ベーン２８の各々は、前縁３８から後縁４０まで測定した翼弦長「Ｃ」を有し、この寸法に平行な方向が「翼弦方向」を表す。内側バンド３０の前方縁部又は後方縁部に平行な方向は接線方向と呼ばれ、図４において「Ｔ」で表記された矢印により示される。本明細書で説明される場合、用語「正の高さ」、「ピーク」、及び同様の用語は、半径方向外寄りに位置付けられ、又は長手方向軸線Ａから測定して局所ベースラインＢよりも大きい半径を有する表面特徴を意味し、用語「トラフ」、「負の高さ」及び同様の用語は、半径方向内寄りに位置付けられ、又は長手方向軸線Ａから測定して局所ベースラインＢよりも小さい半径を有する表面特徴を意味する。

図４及び８において最もよく分かるように、トラフ４８は、ベーン２８の各ペア間の内側バンド３０の高温側部３１に存在し、ほぼ前縁３８から後縁４０まで延びる。トラフ４８の最深部は、隣接ベーン２８の負圧側面４４に実質的に平行な線に沿って延び、図４に示される線８−８と一致する。図示の特定の実施形態において、トラフ４８の最深部は、高温側部３１の最低位置と最高位置との間の半径方向高さの全体の差のおよそ３０％から４０％、或いは、全体の高さの差が約１０ユニットである場合に約３から４ユニットだけベースラインプロファイルＢよりも低い。接線方向において、第１のベーン２８の負圧側面４４から測定すると、トラフ４８の最深部を表す線は、隣接するベーン２８の正圧側面４２に対する距離の約１０％から約３０％、好ましくは約２０％に位置付けられる。翼弦方向では、トラフ４８の最深部は、ベーン２８の最大セクション厚みの位置付近にある（一般に、「高Ｃ」位置と呼ばれる）。

図４から６で最もよく分かるように、ピーク４６は、ベーン２８の各ペア間の内側バンドの高温側部３１に存在する。ピーク４６は、隣接ベーン２８の正圧側面４２に実質的に平行な線に沿って延びる。リッジ５０は、ピーク４６の最も高い部分から延び、隣接するベーン２８の正圧側面４２から離れてほぼ接線方向に延びる。ピーク４６の半径方向高さは、このリッジ５０から離れて前縁３８及び後縁４０の両方に向かって傾斜する。ピーク４６は、前縁３８の背後でベースライン高度Ｂからより大きな最大高度まで高さ方向で増大し、前縁３８から翼弦長さの最初の１／３にわたって大きな勾配を有し、一方、ピーク４６は、実質的に低勾配又は傾斜で後縁４０から翼弦長さの残りの２／３にわたり同じ大きさで後縁４０から高さ方向に増大する。

図示の特定の実施例において、ピーク４６の最も高い部分は、高温側部３１の最低位置と最高位置との間の半径方向高さの全体の差のおよそ６０％から７０％、或いは、全体の高さの差が約１０ユニットである場合に約６から７ユニットだけベースラインプロファイルＢよりも高い。翼弦方向において、ピーク４６の最も高い部分は、翼弦中間位置と隣接ベーン２８の前縁３８との間に位置付けられる。

ここで示される実施例において、ベーン２８の後縁４０の後方にある内側バンド３０の高温側部３１上にはあまり大きなリッジ、フィレット又は他の同様の構造物が存在しない。換言すると、根元３４におけるベーン２８の後縁４０と内側バンド３０との間には明瞭に定められた交差部が存在する。機械的強度のため、この場所で一部のタイプのフィレットを含めることが必要となる可能性がある。空力的な目的で、存在するあらゆるフィレットは最小にされるべきである。

ピーク４６がその最大高さ近傍で局所的に離隔されているのに対して、トラフ４８は、実質的に長手方向又は軸方向長さ全体にわたってほぼ均一で浅い深さを有する。全体として、***したピーク４６と陥凹のトラフ４８は、空気力学的に滑らかなチュート又は湾曲フルートを提供し、これは、１つのベーン２８の凹状正圧側面４２と隣接ベーン２８の凸状負圧側面３６との間の流路の弓形輪郭に続き、これらを通る燃焼ガスを滑らかに送るようにする。詳細には、協働するピーク４６及びトラフ４８は、燃焼ガスの流入角と一致し、燃焼ガスを滑らかに傾斜又は転回させて、馬蹄渦及び通路渦流の悪影響を軽減する。

上述のノズル及び内側バンド構成のコンピュータ解析によって、エンジン作動中の内側バンド高温側部３１近傍の空力的圧力損失が有意に低減されることが予測される。改善された圧力分布は、高温側部３１からベーン２８の下側スパンのかなりの部分にわたって延びて、翼形部負圧側面４４に向かう馬蹄渦をもたらす渦流強度及び交差通路圧力勾配を有意に低減する。３Ｄ輪郭形成された高温側部３１はまた、ベーン２８のスパン中間に向かう渦移動を低減すると共に、全圧力損失を低減する。これらの利点は、ＬＰＴ及びエンジンの性能及び効率を向上させる。

以上、３Ｄ輪郭形成内側バンドを有するタービンノズルについて記載した。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、本発明の技術的思想及び範囲から逸脱することなく種々の修正形態を実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態の上記の説明並びに本発明を実施するのに最良の形態が限定ではなく単に例証の目的で提供され、本発明は請求項によって定義される。

１０：エンジン
１２：ファン
１４：圧縮機
１６：燃焼器
１８：高圧タービン
２０：低圧タービン
２２：外側シャフト
２４：内側シャフト
２６：タービンノズル
２８：タービンベーン
３０：内側バンド
３１：高温側部
３２：外側バンド
３４：根元
３６：先端
３８：前縁
４０：後縁
４２：正圧側面
４４：負圧側面
４６：ピーク
４８：トラフ
５０：リッジ

Claims (5)

1. 環状内側バンド（３０）と環状外側バンド（３２）との間に配置された固定タービンベーン（２８）のアレイを備えたタービンノズル（２６）であって、前記ベーン（２８）の各々が、凹状正圧側面と、対向する前縁及び後縁間で翼弦方向に延びる横方向に対向する凸状負圧側面とを含み、前記ベーン（２８）が、前記内側バンド（３０）、前記外側バンド（３２）、及び隣接する第１及び第２のベーン（２８）間に各々が境界付けられる複数の流路を間に定めるように配列され、前記流路の各々における前記内側バンド（３０）の表面が、前縁に隣接する前記第１のベーン（２８）の正圧側面に隣接した比較的高い半径方向高さのピーク（４６）と、前記前縁の後方の前記第２のベーン（２８）の負圧側面に対して平行且つ離間して配置された比較的低い半径方向高さのトラフ（４８）とを含む非軸対称形状で輪郭形成されており、
   前記トラフ（４８）の最深部分は、前記第２のベーンの負圧面側から離間し、
   前記ピーク（４６）及びトラフ（４８）が、前記第１及び第２のベーン（２８）間の前記内側バンド（３０）に沿って軸方向に延びる弓形チャンネルを協働して定め、
   前記ピーク（４６）が、前記前縁と翼弦中間位置との間の各ベーン（２８）中途の正圧側面に中心があり、そこから前方、後方、及び側方で高さが減少し、前記トラフ（４８）が、前記ベーンの最大厚み付近の前記負圧側面に中心があり、そこから前方、後方、及び側方の深さが減少する、
   タービンノズル（２６）。
2. 前記ピーク（４６）が、前記第２のベーン（２８）の負圧側面に沿って前記トラフに接合するため前記第１のベーン（２８）の前縁付近で高さが減少し、前記トラフ（４８）が、前記第２のベーン（２８）の負圧側面に沿って後縁にまで延びる、
   請求項１に記載のタービンノズル（２６）。
3. 前記トラフ（４８）の最深部分を定める線が、前記第２のベーン（２８）の負圧側面から第１のベーン（２８）の正圧側面までの接線方向距離の約１０％から約３０％に位置付けられる、
   請求項１又は２に記載のタービンノズル（２６）。
4. 前記トラフ（４８）の最深部分を定める線が、前記第２のベーン（２８）の負圧側面から前記第１のベーン（２８）の正圧側面までの接線方向距離の約２０％に位置付けられる、
   請求項３に記載のタービンノズル（２６）。
5. 前記各ベーン（２８）の後縁の後方の前記内側バンド（３０）の表面には、根元における前記各ベーン（２８）の後縁と前記表面との間に明瞭な交差部を定めるように実質的にあらゆるリッジが存在しない、
   請求項１乃至４のいずれか１項に記載のタービンノズル（２６）。
   
   

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